高原空投自充氣式緩沖氣囊排氣口面積匹配方法

李建陽(yáng)

(航天工程大學(xué) 士官學(xué)校， 北京 102249)

裝備空投是空降兵遂行空降作戰(zhàn)武器、彈藥、車輛、裝備等后繼補(bǔ)給的主要方式，它對(duì)空降兵實(shí)施縱深布置兵力、突破敵方防線有著關(guān)鍵性的作用，在應(yīng)對(duì)西南邊境緊急情況時(shí)能夠起到極為重要的作用[1]?，F(xiàn)有某重型裝備配套的緩沖裝置采用的是自充氣式氣囊，它是利用緩沖系統(tǒng)的自重實(shí)現(xiàn)氣囊的展開，并利用外界大氣對(duì)其充氣，與高壓充氣式氣囊相比具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、使用方便和工作可靠的特點(diǎn)。然而該裝備在西南邊境高原空投時(shí)易出現(xiàn)沖擊過(guò)大甚至傾覆的現(xiàn)象，這是由于高原空投時(shí)，自充氣式氣囊受大氣密度、大氣壓強(qiáng)等環(huán)境因素的影響，氣囊緩沖性能劣化嚴(yán)重[2]。排氣口面積匹配問題是排氣式氣囊設(shè)計(jì)的關(guān)鍵問題之一，其設(shè)計(jì)目標(biāo)是限制沖擊過(guò)載在預(yù)定的范圍之內(nèi)，且要使得裝備不容易發(fā)生大反彈或翻滾[3-4]。國(guó)內(nèi)外學(xué)者通過(guò)理論分析、試驗(yàn)和仿真的手段研究了排氣口面積對(duì)氣囊緩沖性能的影響[5-7]。研究結(jié)果表明，排氣口面積是決定緩沖性能的主要因素之一。尹漢峰和馬常亮對(duì)緩沖氣囊的排氣口面積進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，通過(guò)仿真手段尋找氣囊排氣口面積的最優(yōu)值，為氣囊設(shè)計(jì)提供指導(dǎo)[8-9]?；诖?，本文提出通過(guò)改變氣囊排氣口面積的方法來(lái)提高自充氣式氣囊高原空投時(shí)的緩沖性能。氣囊排氣口面積的匹配可以通過(guò)高原環(huán)境下的跌落試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證，但是不同海拔高度的跌落試驗(yàn)組織難度較大，需要耗費(fèi)巨大的人力和物力。隨著有限元理論和計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展，使得有限元仿真在眾多工程領(lǐng)域中得到了越來(lái)越廣泛的應(yīng)用，衣敬強(qiáng)[10]采用有限元方法成功模擬了高原空投緩沖過(guò)程。本文采用非線性有限元模擬某重型裝備高原空投緩沖過(guò)程，通過(guò)建立海拔高度、排氣口面積與著陸沖擊過(guò)載的響應(yīng)面，對(duì)不同海拔高度下氣囊排氣口面積進(jìn)行匹配，本文的研究可以為高原空投試驗(yàn)提供指導(dǎo)從而減少試驗(yàn)成本。

1 某重型裝備-自充氣式氣囊系統(tǒng)有限元模型

1.1 裝備結(jié)構(gòu)模型

某重型裝備結(jié)構(gòu)三維實(shí)體模型的主要結(jié)構(gòu)元件有裝甲板、艙門、炮塔座圈以及車體內(nèi)部的支承支座、加強(qiáng)筋和動(dòng)力艙隔板等。裝備結(jié)構(gòu)模型中還包括大量的非承載部件，這些部件對(duì)其結(jié)構(gòu)變形及應(yīng)力的影響很小，因此在建立裝備結(jié)構(gòu)有限元模型時(shí)，需要對(duì)其結(jié)構(gòu)進(jìn)行適當(dāng)?shù)暮?jiǎn)化：去除細(xì)小結(jié)構(gòu)特征，如小圓倒角、小孔、臺(tái)肩和翻邊等；忽略非承載件，如門、窗和內(nèi)部掛飾等；炮塔、變速箱等這類的質(zhì)量較大卻又不承載的部件，可以采用質(zhì)量點(diǎn)的形式來(lái)代替，減小結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性。

有限元前處理時(shí)一般采用殼單元模擬裝甲板，實(shí)體結(jié)構(gòu)(炮塔座圈、平衡肘支座等)采用體單元進(jìn)行網(wǎng)格劃分。根據(jù)裝備結(jié)構(gòu)特征選用梁?jiǎn)卧?、三角形單元、四邊形單元、五面體單元、六面體單元等等。殼單元主要采用四邊形單元，允許過(guò)渡區(qū)域出現(xiàn)三角形單元。體單元中主要使用六面體單元，允許過(guò)渡區(qū)域出現(xiàn)五面體單元。綜合考慮模型精度和計(jì)算時(shí)間成本，確定車體模型的網(wǎng)格尺寸為20 mm，離散后的該裝備有限元模型如圖1所示。

1.2 自充氣式氣囊系統(tǒng)有限元模型

某重型裝備空投系統(tǒng)使用的氣囊系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖2所示，它是由8個(gè)完全相同的獨(dú)立式氣囊組成并通過(guò)支架與裝備底部連接。每個(gè)獨(dú)立的氣囊是由主氣囊和輔氣囊組成的，二者的氣囊壁上有一通氣孔以保證兩氣囊之間氣體流通。氣囊由內(nèi)外兩層織物組成，內(nèi)層織物不透氣或者透氣量小，通常采用熱合的方式以保證氣密性，防止氣囊受壓縮時(shí)氣體從氣囊壁流出；氣囊外層是由強(qiáng)度較高的織物制成，并縫有加強(qiáng)帶用于保證氣囊能夠承受足夠大的壓力，通常還要求氣囊外層織物具備一定的耐磨程度。

氣囊設(shè)有進(jìn)氣口和排氣口，進(jìn)氣口位于主氣囊底部，當(dāng)空投系統(tǒng)下落時(shí)，氣囊通過(guò)自身重力張開，外界空氣通過(guò)底部進(jìn)氣口充滿氣囊。氣囊排氣口位于輔氣囊外側(cè)面，系統(tǒng)緩沖之前排氣口是由尼龍粘扣封閉，當(dāng)氣囊內(nèi)外壓差超過(guò)排氣口開啟壓力時(shí)，氣囊內(nèi)氣體沖開尼龍粘扣并高速排出氣囊，消耗系統(tǒng)的動(dòng)能，起到減緩沖擊的作用。采用殼單元對(duì)氣囊進(jìn)行網(wǎng)格劃分，網(wǎng)格尺寸大小為30 mm，經(jīng)前處理后的自充氣式氣囊系統(tǒng)有限元模型如圖1所示。

圖1 裝備-自充氣式氣囊系統(tǒng)有限元模型

1.3 裝備-自充氣式氣囊系統(tǒng)有限元模型

最后將離散后的裝備有限元模型和氣囊系統(tǒng)有限元模型組合成裝備-自充氣式氣囊系統(tǒng)有限元模型，如圖1所示，模型總單元數(shù)214 099，總節(jié)點(diǎn)數(shù)219 036。

1.4 接觸類型的選擇

接觸問題是氣囊著陸緩沖動(dòng)力學(xué)有限元分析時(shí)的重點(diǎn)和難點(diǎn)。在裝備與氣囊、氣囊與地面、氣囊自身的接觸和碰撞中，接觸界面及接觸狀態(tài)事先是不確定的且在氣囊壓縮過(guò)程中是不斷變化的，接觸力與氣囊內(nèi)壓和氣囊形狀等因素有關(guān)，也就是說(shuō)接觸力與氣囊是相互耦合的。在載荷與氣囊的接觸問題中同時(shí)伴隨著結(jié)構(gòu)的大變形和材料的非線性行為，這就使得氣囊緩沖過(guò)程中的接觸力分析更加困難。

有限元計(jì)算接觸力的方法是將兩碰撞物體獨(dú)立出來(lái)，通過(guò)位移協(xié)調(diào)條件和動(dòng)量方程求解接觸力。假設(shè)有物體A和B，它們對(duì)應(yīng)的結(jié)構(gòu)記為QA和QB，邊界表示為TA和TB。QC=QA+QB為A和B域的組合，TC=TA+TB表示兩個(gè)物體邊界的組合(圖2)。

圖2 接觸面示意圖

假設(shè)A和B分別為主體和從體，A與B接觸的非嵌入條件可用下式表示：

TC=TA∩TB

(1)

每一時(shí)間步，通過(guò)對(duì)比QC面上主體A和從體B對(duì)應(yīng)節(jié)點(diǎn)的坐標(biāo)來(lái)實(shí)現(xiàn)位移協(xié)調(diào)條件：

(2)

或者通過(guò)對(duì)比對(duì)應(yīng)節(jié)點(diǎn)的速率來(lái)實(shí)現(xiàn)位移協(xié)調(diào)條件：

(3)

式中N表示接觸界面的法向。

在非線性有限元軟件中主要用動(dòng)態(tài)約束法、罰函數(shù)法和分布參數(shù)法來(lái)處理接觸碰撞、滑移界面。其中罰函數(shù)法是最常用的算法。罰函數(shù)法的基本原理是：在每一時(shí)間步的計(jì)算中，首先檢查各從節(jié)點(diǎn)與主面的相對(duì)位置，如果從節(jié)點(diǎn)沒有穿透主面就不做處理，如果從節(jié)點(diǎn)穿透主面，則在二者之間施加一個(gè)接觸力，力的大小與穿透的深度、主面的剛度成正比。

2 高原環(huán)境對(duì)自充氣式氣囊緩沖性能的影響

我國(guó)幅員遼闊、地形多變，海拔2 000 m以上的高原地區(qū)占國(guó)土面積的1/3，數(shù)千公里的西南邊境也處在高海拔地區(qū)。研究如何提高該重型裝備在高原環(huán)境條件下的適應(yīng)能力對(duì)我軍適應(yīng)未來(lái)不同作戰(zhàn)地域、不同作戰(zhàn)空間和作戰(zhàn)環(huán)境條件具有深遠(yuǎn)的意義。

以海拔4 500 m的高原地區(qū)為例，平均氣壓P4 500=57 715 Pa，約為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓的0.57倍，平均空氣密度ρ4 500=0.776 95 kg/m3，約為標(biāo)準(zhǔn)大氣的0.63倍。所以，相對(duì)于平原地區(qū)，高原空投有其獨(dú)特的特點(diǎn)。對(duì)于以空氣作為工作介質(zhì)的降落傘和自充氣式氣囊，高原條件下其減速和緩沖性能嚴(yán)重劣化。由裝備試驗(yàn)部門的總結(jié)情況來(lái)看，高原條件空投表現(xiàn)為：開傘動(dòng)載大、下降速度快，容易出現(xiàn)沖擊過(guò)載大甚至裝備傾覆現(xiàn)象，損壞空投系統(tǒng)和裝備。

以五道梁地區(qū)(海拔4 500 m)的高原空投為算例，采用非線性有限元模擬氣囊跌落緩沖過(guò)程，通過(guò)高原與平原環(huán)境條件下的氣囊緩沖性能對(duì)比，分析高原環(huán)境因素對(duì)自充氣式氣囊緩沖特性的影響。圖3給出了平原和高原環(huán)境跌落仿真過(guò)程的幾個(gè)瞬間。

圖3(a)、圖3(c)、圖3(e)、圖3(g)為平原環(huán)境下4個(gè)時(shí)刻的跌落仿真瞬間，圖3(b)、圖3 (d)、圖3 (f)、圖3 (h)為高原環(huán)境下4個(gè)時(shí)刻的跌落仿真瞬間。其中0 ms是跌落仿真開始時(shí)刻；83 ms是平原環(huán)境下裝備沖擊加速度達(dá)到第1個(gè)峰值時(shí)刻；108 ms是高原環(huán)境下裝備沖擊加速度達(dá)到峰值的時(shí)刻，即裝備觸地時(shí)刻；166 ms是平原環(huán)境下裝備沖擊加速度達(dá)到第2個(gè)峰值的時(shí)刻，即裝備觸地時(shí)刻。圖4給出了平原和高原環(huán)境跌落仿真結(jié)果。

從圖3、圖4的仿真結(jié)果對(duì)比可以看出：氣囊緩沖過(guò)程可以分為氣囊緩沖、裝備觸地和反彈3個(gè)階段：氣囊緩沖階段，裝備下落壓縮氣囊，氣囊內(nèi)氣體排出速度小于裝備壓縮氣囊的速度，裝備的沖擊加速度逐漸變大，達(dá)到第1個(gè)峰值(5.6g)；裝備觸地階段，如圖3(f)、圖3(g)所示，此時(shí)平原環(huán)境下裝備繼續(xù)壓縮氣囊，但是氣囊排氣速度大于裝備壓縮氣囊的速度，沖擊加速度先出現(xiàn)下降，當(dāng)裝備接近地面最終于地面碰撞時(shí)，沖擊加速度達(dá)到第2個(gè)峰值(7.4g)。高原環(huán)境下由于第1階段氣囊的緩沖不足，此時(shí)裝備速度仍然較大，所以高原環(huán)境下仿真試驗(yàn)的觸地沖擊提前到來(lái)，且峰值高達(dá)39g；反彈階段，即裝備觸地后速度迅速降為零而后出現(xiàn)反彈。從圖中可以看出，高原環(huán)境著陸時(shí)裝備反彈速度更大。

從有限元仿真的分析可以得出，在高原環(huán)境下自充氣式氣囊由于空氣密度和大氣壓力的差異，導(dǎo)致氣囊緩沖性能劣化，沖擊過(guò)載峰值變大，反彈更明顯。

圖3 平原和高原環(huán)境跌落仿真過(guò)程

圖4 平原和高原環(huán)境跌落試驗(yàn)仿真結(jié)果

3 排氣口面積的匹配方法

研究表明：為使自充氣式氣囊系統(tǒng)適應(yīng)于不同海拔高度環(huán)境下的空投著陸，可采用調(diào)整氣囊排氣口面積的方法，使得高原環(huán)境下氣囊排氣速度減慢，提高氣囊緩沖效能的目的。

以海拔高度和氣囊排氣口面積系數(shù)為設(shè)計(jì)變量，海拔高度分成4個(gè)水平(0 m、1 500 m、3 000 m、4 500 m)，排氣口面積系數(shù)是指改變后的氣囊排氣口面積與原始排氣口面積的比值，該系數(shù)分成6個(gè)水平，采用全因子試驗(yàn)設(shè)計(jì)的方法確定試驗(yàn)方案。以著陸緩沖過(guò)程裝備質(zhì)心的最大著陸過(guò)載為目標(biāo)函數(shù)，利用非線性有限元方法模擬空投著陸緩沖過(guò)程，計(jì)算出試驗(yàn)設(shè)計(jì)方案對(duì)應(yīng)的目標(biāo)響應(yīng)，如表1所示。

表1 試驗(yàn)方案及其目標(biāo)響應(yīng)

采用移動(dòng)最小二乘法構(gòu)建海拔高度、排氣口面積系數(shù)與目標(biāo)響應(yīng)的響應(yīng)面，如圖5所示。圖6給出了不同海拔高度的最大著陸過(guò)載曲線。

圖5 海拔高度、排氣口面積系數(shù)與目標(biāo)響應(yīng)的響應(yīng)面

圖6 最大著陸過(guò)載與排氣口面積系數(shù)的關(guān)系

從表1、圖5、圖6可以得出：

1) 為減小最大著陸過(guò)載，海拔0 m、1 500 m、3 000 m和4 500 m時(shí)，需調(diào)整排氣口面積分別為0.93倍、0.81倍、0.68倍和0.53倍。

2) 在調(diào)整排氣口面積的同時(shí)會(huì)在一定程度上提高緩沖氣囊的最大內(nèi)壓，高原空投時(shí)需確保氣囊織物材料的強(qiáng)度滿足要求，以免出現(xiàn)氣囊由于壓力過(guò)大造成破壞。

除了可以利用上述響應(yīng)面進(jìn)行優(yōu)選排氣口面積外，該響應(yīng)面還可用于預(yù)測(cè)設(shè)計(jì)變量空間內(nèi)任意一個(gè)海拔高度、排氣口面積系數(shù)對(duì)應(yīng)的最大著陸過(guò)載，而無(wú)需利用有限元程序進(jìn)行重新計(jì)算，從而節(jié)約了計(jì)算成本。

4 結(jié)論

本文建立了裝備-自充氣式氣囊系統(tǒng)有限元模型，通過(guò)有限元計(jì)算不同海拔高度條件下的緩沖性能，提出了通過(guò)調(diào)整排氣口大小的方式來(lái)適應(yīng)高原空投，通過(guò)計(jì)算建立了沖擊過(guò)載與海拔高度、排氣口面積系數(shù)的響應(yīng)面模型，利用該模型可預(yù)測(cè)出不同海拔高度、排氣口面積對(duì)應(yīng)的最大沖擊過(guò)載。提出的方法思路簡(jiǎn)單，易于通過(guò)計(jì)算機(jī)實(shí)現(xiàn)，具有一般性。排氣口面積匹配設(shè)計(jì)結(jié)果可以為高原空投試驗(yàn)及緩沖氣囊的改進(jìn)提供指導(dǎo)。